JP2002204124A - Offset cassegrain antenna of side feeding type provided with main reflecting mirror gimbals - Google Patents
Offset cassegrain antenna of side feeding type provided with main reflecting mirror gimbalsInfo
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- Y10S343/00—Communications: radio wave antennas
- Y10S343/02—Satellite-mounted antenna
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、概して衛星のため
のアンテナに関し、より特定すると、走査範囲全体に亘
って信号電波の品質の劣化が少ない地球全体を視野とす
る可動アンテナを提供する衛星のための側方給電（ｓｉ
ｄｅ−ｆｅｄ）の反射アンテナに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates generally to antennas for satellites and, more particularly, to a satellite that provides a movable antenna that provides a global view with less degradation of signal radio quality over the entire scanning range. Side feed (si
de-fed) reflecting antenna.
【０００２】[0002]
【従来の技術】衛星通信システムにおいては、アンテナ
建築は、放物曲線の主反射鏡、給電ホーン及び副反射鏡
を含む完全な形のアンテナを、アンテナビームを地球全
体に亘って位置決め又は走査するために同完全な形のア
ンテナを動かすジンバルのような位置決め機構に取り付
けなければならなかった。このようなシステムの大きな
重量には２つの要因がある。第一に、大きな質量、従っ
て、大きな運動量を操作するためには、頑丈なジンバル
装置が必要である。第二に、打ち上げの振動中に完全な
形のアンテナアセンブリを定位置に固定するためには、
打ち上げの際に重い保持構造を使用する必要がある。BACKGROUND OF THE INVENTION In a satellite communication system, an antenna architecture locates or scans a complete antenna, including a parabolic primary reflector, feed horn, and secondary reflector, with the antenna beam spanning the globe. To do this, it had to be mounted on a gimbal-like positioning mechanism that moved the complete antenna. The large weight of such a system has two factors. First, to operate large masses, and therefore large momentum, a robust gimbal device is required. Second, to secure the complete antenna assembly in place during the launch vibration,
Heavy lifting structures must be used during launch.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】上記の問題点を処理し
ている一つのアンテナが、米国特許第５，８７０，０６
０号に記載され且つ図１に示されている。このアンテナ
は、固定されて動かない給電装置３及びそれに関連する
電子機器と、ジンバル７，９によって保持された主反射
鏡１０とを有している。点線によって図示され且つ符号
１１で標識されているビームを走査するためには、反射
鏡１０のみが動かされる。このアンテナの不足な点は、
走査損失が生じることであり、この走査損失は、特別な
設計による高価な反射鏡１０及び給電装置３によって補
償される。このアンテナは、更に、走査損失を最少にす
るために長い焦点距離を使用しており、その結果、典型
的には非常に高価である宇宙船上に広い場所を必要とす
るアンテナとなっている。このアンテナはまた、利得の
損失を補償するために、特大の反射鏡１０を使用しても
いる。しかしながら、これらの補償は、高いレベルの干
渉偏波（ｃｒｏｓｓ−ｐｏｌａｒｉｚａｔｉｏｎ）、高
いレベルのサイドローブ及び反射鏡１０が軸線から外れ
て走査されたとき、特に、対地球衛星からの地球全体の
視野範囲に必要とされる±１１度のような大きな走査角
度までアンテナが走査されたときに起こるビームの歪み
の問題を解決していない。長い焦点距離は、更に、典型
的には非常に高価である宇宙船上に広い場所を必要とす
るアンテナをもたらす。One antenna addressing the above problems is disclosed in U.S. Pat. No. 5,870,06.
No. 0 and shown in FIG. This antenna comprises a fixed and immobile feeder 3 and its associated electronics and a main reflector 10 held by gimbals 7,9. To scan the beam shown by the dotted line and labeled 11, only the mirror 10 is moved. The disadvantage of this antenna is that
A scanning loss occurs, which is compensated for by the expensive reflector 10 and the feeding device 3 with a special design. This antenna also uses a long focal length to minimize scanning losses, resulting in an antenna that requires a large area on a spacecraft, which is typically very expensive. The antenna also uses an oversized reflector 10 to compensate for gain loss. However, these compensations may result in high levels of cross-polarization, high levels of side lobes, and when the reflector 10 is scanned off-axis, especially when the entire Earth's field of view from earth-to-earth satellites. Does not solve the problem of beam distortion that occurs when the antenna is scanned to a large scanning angle, such as ± 11 degrees, which is required for. Long focal lengths also result in antennas requiring large areas on spacecraft, which are typically very expensive.
【０００４】従って、視野範囲に亘って走査されると
き、特に、対地球同期軌道をたどる衛星から地球全体を
走査するときに、干渉偏波のレベルが低く且つビームの
歪みが少ない軽量のアンテナが必要とされている。Therefore, when scanning over the field of view, especially when scanning the entire earth from a satellite that follows a geosynchronous orbit, a lightweight antenna with low levels of coherent polarization and low beam distortion is needed. is needed.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】従来技術の上記の及びそ
の他の欠点は、可動アンテナを提供している本発明によ
って処理され且つ解決される。第一の特徴によれば、本
発明の可動アンテナアセンブリは、主反射鏡、給電装置
及び副反射鏡を含み、これらの部品が、給電が副反射鏡
及び主反射鏡の両方の側部に対してなされる側方給電の
双反射鏡構造を形成するように配置されている。給電装
置、副反射鏡及び主反射鏡は、協働して、主反射鏡によ
って予め選択された方向に向けられたアンテナビームを
形成する。主反射鏡には、主反射鏡を位置決めし且つ予
め選択された視野範囲に亘ってアンテナビームを走査す
るために、ジンバルが結合されている。主反射鏡が位置
決めされ、アンテナビームが走査されるときに、給電装
置と副反射鏡とは、実質的に定位置に固定されたままで
ある。SUMMARY OF THE INVENTION These and other disadvantages of the prior art are addressed and solved by the present invention which provides a movable antenna. According to a first feature, the movable antenna assembly of the present invention comprises a main reflector, a feeder and a sub-reflector, wherein these components are fed to both sides of the sub-reflector and the main reflector. It is arranged to form a side-fed bireflecting mirror structure. The feeder, the sub-reflector and the main reflector cooperate to form an antenna beam directed in a preselected direction by the main reflector. A gimbal is coupled to the main mirror for positioning the main mirror and scanning the antenna beam over a preselected field of view. When the main reflector is positioned and the antenna beam is scanned, the feed and the sub-reflector remain substantially fixed in position.
【０００６】第二の特徴によれば、本発明の可動アンテ
ナは、地球が衛星から約２２度の円錐状の視野で張って
いる地球の周りの対地球同期軌道内で衛星に結合されて
いる。According to a second feature, the movable antenna of the present invention is coupled to the satellite in a geosynchronous orbit around the earth where the earth extends in a conical view of about 22 degrees from the satellite. .
【０００７】[0007]
【発明の実施の形態】図２を参照すると、アンテナビー
ムを走査するための軽量のアンテナ装置２２を有する宇
宙船の一部２０が図示されている。本発明のアンテナ装
置２２は、宇宙船が対地球同期軌道内又は同軌道の近く
に配置され、アンテナビームが地球視野に亘って走査さ
れるのが好ましい宇宙船と地球との間の通信のために使
用されるのが好ましい。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Referring to FIG. 2, there is shown a portion 20 of a spacecraft having a lightweight antenna device 22 for scanning an antenna beam. The antenna device 22 of the present invention provides for communication between the spacecraft and the earth, preferably in which the spacecraft is located in or near a geosynchronous orbit and the antenna beam is preferably scanned over the Earth's field of view. It is preferably used for
【０００８】図２ないし４を参照すると、本発明に従っ
て構成された走査アンテナアセンブリの実施形態が図示
されている。図２及び３は、アンテナアセンブリ２２を
等角図で図示しており、一方、図４は、アンテナアセン
ブリ２２を側面図によって図示している。アンテナアセ
ンブリ２２は、給電アセンブリ２４、副反射鏡２６及び
主反射鏡２８を含んでいる。給電アセンブリ２４は、単
一の給電ホーンとそれに関連する電子機器とを含んでい
るのが好ましいが、給電アレイを含むこともできる。給
電アセンブリ２４、副反射鏡２６及び主反射鏡２８は、
側方給電形式の反射アンテナ構造に作られている。副反
射鏡２６及び主反射鏡２８の両方の側部に給電アセンブ
リ２４を配置することによって、“側方給電”型のアン
テナアセンブリ２２が成形されている。Referring to FIGS. 2-4, there is illustrated an embodiment of a scanning antenna assembly constructed in accordance with the present invention. 2 and 3 illustrate the antenna assembly 22 in an isometric view, while FIG. 4 illustrates the antenna assembly 22 in a side view. The antenna assembly 22 includes a feed assembly 24, a sub reflector 26, and a main reflector 28. The power supply assembly 24 preferably includes a single power supply horn and its associated electronics, but can also include a power supply array. The power supply assembly 24, the sub-reflection mirror 26, and the main reflection mirror 28
It is made into a side feeding type reflection antenna structure. By placing the feed assemblies 24 on both sides of the sub-reflector 26 and the main reflector 28, a "side-fed" antenna assembly 22 is formed.
【０００９】側方給電型の双反射鏡構造は、コンパクト
な構造内に長い有効焦点距離を有する光学装置を提供す
る。光学装置の比較的長い焦点距離は、低いビーム・ス
キント（ｂｅａｍ ｓｑｕｉｎｔ）と、広い走査角度ま
でのほとんど歪みのない走査とを保証する。側方給電型
双反射鏡形態で副反射鏡２６と主反射鏡２８とを結合す
ることによって、遮断されないアンテナ２２を提供しつ
つ光学装置を極めて小さいエンベロープ内に組み込むこ
とが可能になる。側方給電型の双反射鏡アンテナ構造の
より詳細な説明は、ＩＥＥＥ Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎ
ｓ ｏｆ Ａｎｔｅｎｎａｓ ａｎｄ Ｐｒｏｐａｇａ
ｔｉｏｎ １９８４年、ＡＰ−３２巻、第３０ないし３
５頁に記載されているＪｏｒｇｅｎｓｏｎらによる“双
反射鏡マルチビーム宇宙船アンテナ装置の開発（Ｄｅｖ
ｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｄｕａｌ ｒｅｆｌｅｃｔｏ
ｒ ｍｕｌｔｉｂｅａｍ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｎ
ｔｅｎｎａ ｓｙｓｔｅｍ）”という記事に見出すこと
ができる。上記のアンテナの説明は、送信形式の構造と
されたアンテナに関するものであることに注意すべきで
ある。当業者によく知られているように、アンテナはま
た、受信形式で作動するような構造とすることもでき
る。[0009] The side-fed bireflector structure provides an optical device having a long effective focal length in a compact structure. The relatively long focal length of the optics guarantees low beam squint and almost distortion-free scanning up to a wide scanning angle. The combination of the sub-reflector 26 and the main reflector 28 in a side-fed bireflector configuration allows the optics to be incorporated into a very small envelope while providing an uninterrupted antenna 22. For a more detailed description of the side-fed bireflector antenna structure, see IEEE Transactions.
s of Antennas and Propaga
tion 1984, AP-32, 30-30
"Development of a bireflector multi-beam spacecraft antenna device" by Jorgenson et al.
element of dual reflecto
r multibeam spacecraft an
tenna system) ". It should be noted that the above description of the antennas relates to antennas structured in the form of a transmission. As is well known to those skilled in the art, The antenna may also be constructed to operate in a receiving format.
【００１０】下の表１は、本発明の第１の実施形態によ
るアンテナ２２のパラメータの例を示している。Table 1 below shows examples of parameters of the antenna 22 according to the first embodiment of the present invention.
【００１１】[0011]
【表１】 [Table 1]
【００１２】上記した給電アセンブリ２４、副反射鏡２
６及び主反射鏡２８の幾何学構造及び形状は、干渉偏波
相殺条件、ｔａｎ（γ／２）＝（１／Ｍ）×ｔａｎ（φ
／２）（式中、γは主反射鏡軸線から副反射鏡軸線まで
の角度であり、φは、副反射鏡軸線から焦点軸線までの
角度であり、Ｍは、倍率ファクタである）を満たすのが
好ましい。The above-described power supply assembly 24 and sub-reflector 2
6 and the geometrical structure and shape of the main reflecting mirror 28 are determined by the interference polarization canceling condition,
/ 2) where γ is the angle from the main mirror axis to the sub-mirror axis, φ is the angle from the sub-mirror axis to the focal axis, and M is the magnification factor. Is preferred.
【００１３】側方給電構造においては、符号３０によっ
て標識された照射ビームは、給電アセンブリ２４によっ
て提供され且つ副反射鏡２６によって反射され、副反射
鏡２６は、照射ビーム３０を主反射鏡２８へと導く。照
射ビーム３０は、更に主反射鏡２８によって反射され、
主反射鏡２８はアンテナビームを形成する。引き出し線
３２によって示されているように、アンテナビームは、
副反射鏡２６及び給電アセンブリ２４によって実質的且
つ全体的に遮蔽されない予め選択された方向に導かれ
る。In the side feed configuration, the illumination beam, labeled 30, is provided by feed assembly 24 and reflected by sub-reflector 26, which directs illumination beam 30 to main reflector 28. Lead. The irradiation beam 30 is further reflected by the main reflecting mirror 28,
The main reflector 28 forms the antenna beam. As indicated by the leader line 32, the antenna beam
It is directed in a preselected direction that is not substantially and totally occluded by the sub-reflector 26 and the feed assembly 24.
【００１４】ジンバル３４が主反射鏡２８に結合されて
おり主反射鏡２８の角度を変えるように動かす。ジンバ
ル３４は、主反射鏡２８を予め選択された走査領域に亘
って操縦する、すなわち、主反射鏡の姿勢及び仰角を位
置決めする一般的な電気的位置決め及びセンサー装置で
ある。電子制御装置と、電線と、ジンバルに駆動電流を
供給し且つそこから位置情報を送るための関連する電気
回路とは、良く知られており且つ本発明の理解に必要な
いので、図示せず且つ更に説明することはしない。当業
者が認識するように、反射鏡を操縦するために、主反射
鏡２８の背面に取り付けられた二軸ジンバルのような多
くのジンバル構造を使用しても良い。A gimbal 34 is coupled to the main mirror 28 and moves to change the angle of the main mirror 28. The gimbal 34 is a general electrical positioning and sensor device that steers the main reflector 28 over a preselected scanning area, ie, positions the attitude and elevation of the main reflector. The electronic control unit, the wires, and the associated electrical circuits for supplying drive current to and transmitting position information from the gimbal are well known and not necessary for an understanding of the present invention, and are not shown and No further explanation will be given. As those skilled in the art will recognize, many gimbal configurations may be used to steer the reflector, such as a two-axis gimbal mounted on the back of main reflector 28.
【００１５】主反射鏡２８のみがジンバル結合されてお
り、給電アセンブリ２４と副反射鏡２６とは定位置に固
定されたままである。ジンバルの制御によって、アンテ
ナビーム３２の方向は、ミラーが入射光ビームを偏向さ
せるのとちょうど同様に、姿勢及び仰角が変えられる。
例えば、図２は、ｚ＝０゜として示されたアンテナ２２
のボアサイト（ｂｏｒｅｓｉｇｈｔ）走査を図示してお
り、一方、図３は、ｚ＝１０゜として示されたアンテナ
２２の１０゜走査を図示している。主反射鏡２８の重量
はアセンブリの全重量のほんの一部分であるので、アン
テナビーム３２を操縦し且つ衛星打ち上げの際の振動に
抗するためには、サイズの小さいジンバル３４及び軽量
の保持装置で十分である。このことだけで、かなりの重
量削減がもたらされる。Only the main reflector 28 is gimbaled, and the power supply assembly 24 and the sub-reflector 26 remain fixed in place. By controlling the gimbal, the direction of the antenna beam 32 can be changed in attitude and elevation just as the mirror deflects the incident light beam.
For example, FIG. 2 illustrates an antenna 22 shown as z = 0 °.
3 illustrates a boresight scan, while FIG. 3 illustrates a 10 ° scan of the antenna 22 shown as z = 10 °. Because the weight of the main reflector 28 is only a fraction of the total weight of the assembly, a small gimbal 34 and a lightweight retainer are sufficient to steer the antenna beam 32 and resist vibration during satellite launch. It is. This alone results in significant weight savings.
【００１６】給電アセンブリ２４と副反射鏡２６とは、
各々、予め選択された位置に位置決めされ且つ主反射鏡
２８と一緒には動かない。給電アセンブリ２４と副反射
鏡２６とは、各々、宇宙船２０の隔壁４０に取り付けら
れたブラケット３６、３８を分離するように取り付けら
れるのが好ましい。ブラケット３６、３８は、給電アセ
ンブリ２４と副反射鏡２６との位置を固定し、それによ
って、給電アセンブリ２４と副反射鏡２６との間の相対
距離をほぼ固定された状態に維持する。The power supply assembly 24 and the sub-reflector 26
Each is positioned at a preselected position and does not move with the main reflector 28. Preferably, the feed assembly 24 and the secondary reflector 26 are each mounted to separate brackets 36, 38 mounted on the bulkhead 40 of the spacecraft 20. The brackets 36, 38 fix the position of the feed assembly 24 and the sub-reflector 26, thereby maintaining the relative distance between the feed assembly 24 and the sub-reflector 26 substantially fixed.
【００１７】主反射鏡２８は、放物線又は放物線の一部
のような反射形式のマイクロ波アンテナのために使用さ
れる一般的な曲線の一つとなるように凹状に形成されて
いる固体金属片によって作ってもよいし又は公知構造で
あるワイヤーメッシュ又は複合グラファイト材料によっ
て作ってもよい。The main reflector 28 is formed by a solid metal piece that is concavely shaped to be one of the common curves used for microwave antennas of the reflective type, such as a parabola or a part of a parabola. It may be made or made of wire mesh or composite graphite material of known construction.
【００１８】副反射鏡２６もまた、固体金属片を含んで
も良く又はワイヤーメッシュ若しくは複合材料によって
作っても良い。副反射鏡２６は、関連する焦点４４を有
する凸面側４２と関連する焦点４８を有する凹面側４６
とを有する双曲線の一部の形状を有するのが好ましい。The secondary mirror 26 may also include solid metal pieces or may be made of wire mesh or composite material. The secondary mirror 26 has a convex side 42 with an associated focal point 44 and a concave side 46 with an associated focal point 48.
It is preferable to have a partial shape of a hyperbola having
【００１９】主反射鏡２８は、主反射鏡の焦点５０を有
しており、副反射鏡２６は主反射鏡２８のための二次焦
点５２を提供する。給電アセンブリ２４の位置は、アン
テナビーム３２が走査されるべき領域の中心に導かれた
ときに、給電アセンブリ２４が二次焦点５２とほぼ同じ
場所に配置されるように予め選択される。このことは、
ボアサイト走査として当業者に知られており且つ図２に
おいてはｚ＝０゜として示されている。給電アセンブリ
２４のこの配置は、走査中における給電アセンブリ２４
からの二次焦点５２の偏倚を最少化し、これは、走査さ
れるべき領域に亘るアンテナ２２の利得の損失を最少化
する。例えば、走査領域が２２゜の円錐である場合に
は、アンテナは、走査領域の中心から±１１゜に亘って
走査しなければならない。アンテナ２２が零度の走査角
度であるときに、給電アセンブリ２４を二次焦点５２に
配置することによって、二次焦点５２は全走査領域に亘
ってほんの少しだけ給電アセンブリ２４から偏倚せしめ
られるであろう。The primary reflector 28 has a primary reflector focal point 50 and the secondary reflector 26 provides a secondary focal point 52 for the primary reflector 28. The position of the feed assembly 24 is preselected so that when the antenna beam 32 is directed to the center of the area to be scanned, the feed assembly 24 is located at approximately the same location as the secondary focus 52. This means
It is known to those skilled in the art as boresight scanning and is shown in FIG. 2 as z = 0 °. This arrangement of the feed assembly 24 allows the feed assembly 24 to be scanned during scanning.
The deviation of the secondary focus 52 from is minimized, which minimizes the loss of gain of the antenna 22 over the area to be scanned. For example, if the scan area is a 22 ° cone, the antenna must scan ± 11 ° from the center of the scan area. Placing the feed assembly 24 at the secondary focus 52 when the antenna 22 is at a zero degree scan angle will cause the secondary focus 52 to be slightly offset from the feed assembly 24 over the entire scan area. .
【００２０】図２及び３に図示されているように、主反
射鏡２８の位置決め中に給電アセンブリ２４と副反射鏡
２６とは静止状態に保持されるので、主反射鏡２８が移
動せしめられると、給電アセンブリ２４は主反射鏡２８
の二次焦点５２から偏倚するようになる。給電アセンブ
リ２４を主反射鏡２８の二次焦点５２から偏倚させるこ
とは、通常は、利得の大きな損失、高レベルの干渉偏
波、高レベルのサイドローブ及びビーム形状の歪みを伴
う。側方給電形式のアンテナ構造を使用することによっ
て、走査中に給電アセンブリ２４が二次焦点５２から偏
倚せしめられる場合でさえ、優れた走査特性が実現でき
ることが判明した。例えば、主反射鏡２８が２２゜の全
走査に亘って±１１゜だけ走査されたときに、走査損失
はほんの０．６ｄＢであり、干渉偏波の程度はほんの
２．５ｄＢだけ増加し、サイドローブの程度はほんの約
３ｄＢだけ増加したことが判明した。地球は対地球同期
軌道から約２２同の円錐角度を張っているので、対地球
同期軌道衛星において使用されるアンテナのためには、
約２２゜の走査角度に亘る良好な特性が特に望ましい。As shown in FIGS. 2 and 3, the power supply assembly 24 and the sub-reflector 26 are held stationary during the positioning of the main reflector 28 so that when the main reflector 28 is moved. , The power supply assembly 24 includes a main reflecting mirror 28.
Deviates from the secondary focal point 52. Deflection of the feed assembly 24 from the secondary focal point 52 of the main reflector 28 typically involves high loss of gain, high levels of coherent polarization, high levels of sidelobes, and beam shape distortion. It has been found that by using a side-fed antenna structure, excellent scanning characteristics can be achieved even when the feeding assembly 24 is deflected from the secondary focus 52 during scanning. For example, when the main mirror 28 is scanned by ± 11 ° over a full 22 ° scan, the scan loss is only 0.6 dB, the degree of interference polarization is increased by only 2.5 dB, and the side The degree of lobe was found to have increased by only about 3 dB. Since the Earth is about 22 conical angles from Earth-synchronous orbit, for the antennas used in Earth-synchronous orbit satellites,
Good performance over a scan angle of about 22 ° is particularly desirable.
【００２１】優れた走査特性に加えて、側方給電構造
は、副反射鏡２６が主反射鏡２８を遮蔽しないという更
なる利点を有する。従って、副反射鏡２６は、副反射鏡
２６による主反射鏡２８の遮蔽に伴う利得の損失及び歪
みが生じることなく、特大に作ることができる。典型的
な副反射鏡２６は、作動周波数における波長の約１０な
いし２０倍の直径を有する大きさである。給電アセンブ
リ２４は、典型的には、副反射鏡２６の端縁を−８ない
し−１４ｄＢのレベルで照射するように設計されてい
る。副反射鏡２６を照射しないエネルギは損失される。
この損失されたエネルギは、この技術において、“スピ
ルオーバーロス”として知られている。直径が作動周波
数における波長の５０ないし１００倍であるのが好まし
い特大の副反射鏡は、スピルオーバーロスを著しく減少
させ、それによって、アンテナの全利得を増加させるこ
とが確認された。In addition to the excellent scanning characteristics, the side feeding structure has the further advantage that the sub-reflector 26 does not shield the main reflector 28. Therefore, the sub-reflecting mirror 26 can be made extra-large without causing loss and distortion of gain due to shielding of the main reflecting mirror 28 by the sub-reflecting mirror 26. A typical secondary reflector 26 is sized to have a diameter of about 10 to 20 times the wavelength at the operating frequency. The feed assembly 24 is typically designed to illuminate the edge of the secondary reflector 26 at a level of -8 to -14 dB. Energy not irradiating the sub-reflector 26 is lost.
This lost energy is known in the art as "spillover loss". An oversized sub-reflector, whose diameter is preferably 50 to 100 times the wavelength at the operating frequency, has been found to significantly reduce spillover loss and thereby increase the overall gain of the antenna.
【００２２】本発明の更に別の利点は、アンテナアセン
ブリ２２の改良された長期間にわたる信頼性である。ジ
ンバル結合された主反射鏡２８は、従来技術によるジン
バル結合されたアンテナ方法のいくつかにおいて必要と
されているＲＦ（高周波）回転ジョイント又は可撓性の
導波管及びケーブルのようなあらゆるＲＦ動作部品を排
除する。寿命及び結論的には長期間に亘って常に撓む高
周波ＲＦ部品の作動寿命中での特性の劣化は、常に、宇
宙システムのための設計上問題になる点である。Yet another advantage of the present invention is the improved long term reliability of antenna assembly 22. The gimbaled main reflector 28 can be used for any RF operation such as RF (high frequency) rotating joints or flexible waveguides and cables required in some prior art gimbaled antenna methods. Eliminate parts. Deterioration of the lifetime and, consequently, the performance of high frequency RF components that constantly deflect over a long period of time during operation lifetime is always a design issue for space systems.
【００２３】上記したアンテナアセンブリは、衛星にお
いて使用するための当技術において知られているアンテ
ナ装置より優れた著しい改良を提供する。本発明のアン
テナ装置は、対地球同期軌道衛星からの衛星による地球
視野のような多くの用途ための、利得が高く、走査損失
が少なく、歪みがほとんど無く、対称形状のアンテナビ
ームを発生させることができる。The above-described antenna assembly provides a significant improvement over antenna devices known in the art for use on satellites. The antenna device of the present invention generates a symmetrically shaped antenna beam with high gain, low scan loss, little distortion, and for many applications, such as satellite-to-earth orbit from Earth-synchronous orbit satellites. Can be.
【００２４】本発明の好ましい実施形態の上記の説明
は、当業者が本発明を作り且つ使用することができるほ
ど十分に詳しいものであることと確信している。しかし
ながら、上記の目的のために提供された構成要素の詳細
は、本発明の範囲に含まれ且つ本明細書を読むことによ
って当業者に明らかとなるこれらの構成要素及びそれら
のその他の変形例に等価である限り、本発明の範囲を限
定することを意図していないことが明白に理解される。
従って、本発明は、特許請求の範囲の全範囲内において
広く解釈されるべきである。We believe that the foregoing description of the preferred embodiment of the invention is sufficient to enable those skilled in the art to make and use the invention. However, details of the components provided for the above purpose are set forth in these components and other variations thereof which are within the scope of the present invention and will become apparent to those skilled in the art upon reading this specification. It is expressly understood that the equivalents are not intended to limit the scope of the invention.
Accordingly, the invention should be construed broadly within the full scope of the appended claims.
【００２５】本発明は、以上に示し且つ説明したものに
限定されないことが当業者によって理解されるであろ
う。そして、本発明の範囲は特許請求の範囲によっての
み限定されるべきである。It will be appreciated by those skilled in the art that the present invention is not limited to what has been shown and described above. And the scope of the present invention should be limited only by the appended claims.
【図１】従来の可動反射鏡アンテナの斜視図である。FIG. 1 is a perspective view of a conventional movable reflector antenna.
【図２】本発明に従って結合された可動の側方給電双反
射鏡アンテナアセンブリを備えた衛星の一部分を示して
いる斜視図である。FIG. 2 is a perspective view showing a portion of a satellite with a movable side-fed dual reflector antenna assembly coupled in accordance with the present invention.
【図３】本発明に従って結合された可動の側方給電双反
射鏡アンテナアセンブリを備えた衛星の一部分を示して
いる斜視図である。FIG. 3 is a perspective view showing a portion of a satellite with a movable side-fed dual reflector antenna assembly coupled in accordance with the present invention.
【図４】本発明による側方給電双反射鏡アンテナ装置の
側面図である。FIG. 4 is a side view of a side-fed dual reflector antenna device according to the present invention.
２２ アンテナ装置、 ２４ 給電アセンブリ、２
６ 副反射鏡、 ２８ 主反射鏡、 ３０ 照射ビ
ーム、３２ アンテナビーム、 ３４ ジンバル、３
６、３８ ブラケット、 ４０ 隔壁、４２ 凸面
側、 ４４ 焦点、４６ 凹面側、 ４８ 焦点、
５０ 主反射鏡の焦点、 ５２ 二次焦点22 antenna device, 24 feeding assembly, 2
6 secondary reflector, 28 primary reflector, 30 irradiation beam, 32 antenna beam, 34 gimbal, 3
6, 38 bracket, 40 partition, 42 convex side, 44 focal point, 46 concave side, 48 focal point,
50 Focus of main reflector, 52 Secondary focus
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ルイス・シー・ウィルソン アメリカ合衆国カリフォルニア州91342, サイルマー，フットヒル・ブールヴァード 15520，ナンバー 28 Ｆターム(参考） 5J020 AA04 BA08 BA18 BC06 CA02 CA04 DA03 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Louis C. Wilson 91342, California, USA, Foothill Boulevard 15520, number 28 F-term (reference) 5J020 AA04 BA08 BA18 BC06 CA02 CA04 DA03
Claims (10)
ブリと、 第二の予め選択された固定位置に配置され且つ前記給電
アセンブリに対して固定されている副反射鏡と、 主反射鏡と、 給電アセンブリが前記主反射鏡と副反射鏡との両方の側
部に位置している側方給電形式の双反射鏡アンテナ構造
を形成するように配置された、給電アセンブリ、副反射
鏡及び主反射鏡と、 前記給電アセンブリ、副反射鏡及び主反射鏡が協働して
提供するアンテナビームであって、前記主反射鏡によっ
て予め選択された方向に導かれるアンテナビームと、 前記主反射鏡を位置決めし且つ前記アンテナビームを予
め選択された視野範囲に亘って走査するために同主反射
鏡に結合されたジンバルと、 を含む可動アンテナアセンブリ。1. A movable antenna assembly, comprising: a power supply assembly located at a first preselected fixed position; and a second power supply assembly disposed at a preselected fixed position and fixed to the power supply assembly. A sub-reflector, a main reflector, and a feed assembly to form a side-fed dual reflector antenna structure located on both sides of the main reflector and the sub-reflector. A feed assembly, a sub-reflector and a main reflector arranged, and an antenna beam provided in cooperation by the feed assembly, the sub-reflector and the main reflector, the direction being preselected by the main reflector And a gimbal coupled to the main reflector for positioning the main reflector and scanning the antenna beam over a preselected field of view. Antenna assembly.
あって、 前記予め選択された視野範囲が視野の中心点を有し、前
記主反射鏡が焦点を有し、前記副反射鏡が双曲線の形状
であり且つ凹面側と凸面側とを有し、前記双曲線が前記
凹面側と凸面側とに各々関連する第一の焦点と第二の焦
点とを有し、前記副反射鏡は前記第一の焦点と主反射鏡
の焦点とが一致するように位置決めされ、前記給電アセ
ンブリは、前記アンテナビームが視野の中心点に導かれ
たときに前記第二の焦点に位置決めされ、その結果、前
記予め選択された視野に亘って前記主反射鏡を走査する
ことによって、前記主反射鏡の焦点が前記第二の焦点か
ら偏倚する、ようになされたアンテナアセンブリ。2. The antenna assembly according to claim 1, wherein the preselected field of view has a center point of the field of view, the primary mirror has a focal point, and the secondary mirror has a hyperbolic shape. Shape and having a concave side and a convex side, the hyperbola has a first focal point and a second focal point respectively associated with the concave side and the convex side, and the sub-reflector is the first And the focal point of the main reflector are positioned such that the feed assembly is positioned at the second focus when the antenna beam is directed to the center of the field of view, so that the An antenna assembly adapted to scan the main mirror over a selected field of view such that a focus of the main mirror deviates from the second focus.
ブリであって、 前記予め選択された視野領域が、対地球同期軌道にある
衛星からの地球視野である、アンテナアセンブリ。3. The antenna assembly according to claim 1, wherein the preselected field of view is an earth view from a satellite in a geosynchronous orbit.
あって、 前記給電アセンブリ、副反射鏡及び主反射鏡の形状が、
ｔａｎ（γ／２）＝（１／Ｍ）×ｔａｎ（φ／２）によ
って与えられる干渉偏波相殺条件を満たすようになされ
た、アンテナアセンブリ。4. The antenna assembly according to claim 1, wherein the shape of the feeding assembly, the sub-reflector, and the main reflector is:
An antenna assembly adapted to satisfy an interference polarization cancellation condition given by tan (γ / 2) = (1 / M) × tan (φ / 2).
あって、 前記主反射鏡が約２２゜の円錐形走査に亘って走査され
たときに、約０．６ｄＢを越えない走査損失を有する、
アンテナアセンブリ。5. The antenna assembly of claim 1, wherein the main reflector has a scan loss of no more than about 0.6 dB when scanned over a conical scan of about 22 °.
Antenna assembly.
する地球の周りの対地球同期軌道を回る衛星であって、 アンテナが、 第一の予め選択された固定位置において前記隔壁に取り
付けられた給電アセンブリと、 前記給電アセンブリに対して固定されている第二の予め
選択された固定位置において前記隔壁に取り付けられた
副反射鏡と、 主反射鏡と、を含み、 給電アセンブリ、副反射鏡及び主反射鏡は、給電アセン
ブリが前記主反射鏡と副反射鏡との両方の側部に位置し
ている側方給電形式の双反射鏡アンテナ構造を形成する
ような形状にされ、同給電アセンブリ、副反射鏡及び主
反射鏡は、協働して、提供するアンテナビームであっ
て、前記主反射鏡によって地球に向けられたアンテナビ
ームを発生し、 前記主反射鏡に結合され且つ同主反射鏡の姿勢及び仰角
を配置するように作動する位置決め機構であって、前記
主反射鏡と前記位置決め機構とは、前記給電アセンブリ
と前記副反射鏡とを動かすことなく、地球に亘ってアン
テナビームを走査するように構造とされている、位置決
め機構を更に含んでいる、衛星。6. A satellite orbiting the earth in orbit around the earth having a bulkhead with a movable antenna mounted thereon, wherein the antenna is mounted on the bulkhead at a first preselected fixed position. A secondary reflector mounted on the bulkhead in a second preselected fixed position secured to the power supply assembly; and a primary reflector. The mirror is shaped such that a feed assembly forms a bi-reflector antenna structure of a side-fed type wherein the feed assembly is located on both sides of the main reflector and the sub-reflector. The mirror and the main reflector cooperate to provide an antenna beam for providing an antenna beam directed to the earth by the main reflector, coupled to the main reflector and A positioning mechanism operative to position the attitude and elevation of the reflector, wherein the main reflector and the positioning mechanism are configured to move the antenna beam over the earth without moving the feed assembly and the sub-reflector. A satellite, further comprising a positioning mechanism configured to scan the satellite.
きい、アンテナ。7. The satellite of claim 6, wherein the secondary reflector is greater than about 50 times the wavelength at the operating frequency.
円錐形に亘って前記アンテナビームを走査する形状とさ
れている、アンテナ。8. The satellite of claim 6, wherein the main reflector and the positioning mechanism are configured to scan the antenna beam over a scan cone of about 22 °.
面側とを有する双曲線の形状であり、前記副反射鏡が、
前記凹面側と関連する第一の焦点と凸面側と関連する第
二の焦点とを有し、同副反射鏡は、前記第一の焦点と主
反射鏡の焦点とが一致するように位置決めされ、前記給
電アセンブリは、前記アンテナビームが視野の中心に導
かれたときにほぼ前記第二の焦点に位置決めされ、その
結果、前記アンテナビームを前記視野に亘って走査する
ことによって、前記主反射鏡の焦点が前記第二の焦点か
ら偏倚する、ようになされたアンテナ。9. The satellite according to claim 8, wherein the main reflecting mirror has a focal point, the sub-reflecting mirror has a hyperbolic shape having a concave side and a convex side, and the sub-reflecting mirror includes:
Having a first focal point associated with the concave side and a second focal point associated with the convex side, wherein the sub-reflector is positioned such that the first focal point and the focal point of the main reflector coincide. The feed assembly is positioned substantially at the second focus when the antenna beam is directed to the center of the field of view, thereby scanning the antenna beam over the field of view, thereby providing the primary reflector. Wherein the focal point of the antenna is offset from the second focal point.
ｎ（γ／２）＝（１／Ｍ）×ｔａｎ（φ／２）によって
与えられる干渉偏波相殺条件を満たすようになされた、
アンテナ装置。10. The satellite according to claim 6, wherein the shape of the feeding assembly, the sub-reflector and the main reflector is ta.
n (γ / 2) = (1 / M) × tan (φ / 2), so as to satisfy an interference polarization cancellation condition given by:
Antenna device.
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